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Estruturas e Cargas• Num projecto conceptual típico não é comum determinar

as cargas aplicadas na aeronave ou fazer alguma análise estrutural, a menos que seja uma configuração inovadora;

• Nesta fase do projecto a estrutura entra apenas na estimativa do peso;

• No projecto preliminar e detalhado o grau de análise estrutural têm uma importância preponderante;

• Porquê determinar as cargas? Para que a estrutura possa ser dimensionada é necessário conhecer as forças e momentos a que está sujeita;

• Na análise inicial usam-se métodos tradicionais no dimensionamento estrutural. À medida que o conhecimento da estrutura aumenta os métodos numéricos são mais adequados.

Categorias de cargas (1)

Aerodinâmica Aterragem Outros - manobra - factor carga vertical - atrelado - rajada - aceleração roda - suspensão - deflexão controlos - aceleração perna - pressurização - interacção componentes - derrapagem - choque ave - “buffet” - uma roda - actuação - granizo (19 mm) - gancho - queda - travagem - pressão combustível Inércia Descolagem Motor - aceleração - catapulta - tracção - rotação - abortada - torque - dinâmica - efeitos giroscópicos - vibração Rolamento - vibração - “flutter” - altos pista - pressão tubeira - volta - ondas choque tubeira - perda pá/hélice - quebra

Categorias de cargas (2)• Carga limite – carga máxima que a aeronave encontra na sua operação

normal. Cargas limite não provocam deformação permanente;• Carga final – carga máxima que a estrutura suporta antes da ruptura.

Cargas superiores à limite provocam deformação permanente;• Factor de segurança (FS) – Carga final = FS x Carga limite. Em

aeronáutica FS = 1,5;• Factor de qualidade (FQ) – Tem em conta incertezas na

homegeneidade dos materiais e na qualidade da construção. Tipicamente FQ = 1,15.

• Carga admissível – carga de dimensionamento:– Carga admissível = Carga final/(FSxFQ);– Carga admissível = Carga limite/FQ.


• Cargas críticas:

Cargas aerodinâmicas (1)

• Cargas de manobra:– Factor de carga normal – nz = az/g.

n+ n-

Aviação geral - normal 2,5 a 3,8 -1,0 a -1,5 Aviação geral - utilitário 4,4 -1,8 Aviação geral - acrobático 6,0 -3,0 “Homebuilt” 5,0 -2,0 Transporte 3,0 a 4,0 -1,0 a -2,0 Bombardeiro estratégico 3,0 -1,0 Bombardeiro táctico 4,0 -2,0 Caça 6,5 a 9,0 -3,0 a -6,0


• Cargas de manobra:– Diagrama n-V:

• n = 0,5ρV2SCLmax/W.


• Cargas de manobra:– Forças nas asas.


• Cargas de rajada:– Incremento do factor de carga:

• ∆α = tg-1(U/V) = U/V;• ∆L = 0,5ρV2Sa∆α = 0,5ρVSaU;• ∆n = ∆L/W = ρUVa/[2(W/S)].


• Cargas de rajada:– Velocidade de rajada:

• U = KUde;• K – factor de alívio de rajada:

– K = 0,88µ/(5,3+µ) para M < 1;– K = µ1,03/(6,95+µ1,03) para M >= 1;

• µ – razão de massa (massa aparente):– Tem e conta a dimensão da aeronave;– µ = 2(W/S)/(ρgca) = 2m/(ρcaS);

• Ude = 15,24m/s na velocidade de cruzeiro (VC);• Ude = 7,62m/s na velocidade máxima de projecto (VD);• Ude = 20,00m/s na velocidade máxima em turbulência (Vg).


• Cargas de rajada:– Velocidade de rajada.


• Cargas de rajada:– Diagrama n-V de rajada.


• Diagrama n-V combinado:


• Cargas em superfícies sustentadoras:– Sustentação na asa e empenagem para equilíbrio:

• ΣFV = 0;• ΣM = 0;• Desprezando a influência do ângulo de ataque e da resistência

aerodinâmica:• La+LH-nW = 0;• Ma+MH+(h-h0)cnW-lHLH = 0;• Pondo M0 = Ma+MH e resolvendo tem-se:• La = {-M0+[lH-(h-h0)]nW}/lH;• LH = [M0+(h-h0)cnW]/lH


• Cargas em superfícies sustentadoras:– Distribuição de sustentação:


• Distribuição de sustentação ao longo da envergadura:– Existem vários métodos:

• Métodos CFD;• Método VLM (vortex lattice method);• Teoria da linha de vórtice;• Aproximação de Schrenk (asas sem torção).

– Aproximação de Schrenk:• Média entre a distribuição elíptica e a distribuição da corda.


• Distribuição de sustentação ao longo da envergadura:– Distribuição devido ao ângulo de ataque:

• Corda trapezoidal – c(y) = cr[1-(2y/b)(1-λ)];• Corda elíptica – ce(y) = 4S/(πb)[1-(2y/b)2]0,5;• Distribuição de Cl:

– Clα(y) = 0,5[c(y)+ce(y)]/c(y);– Clα(y) = [c(y).ce(y)]0,5/c(y).


• Distribuição de sustentação ao longo da envergadura:– Distribuição devido à torção:

• Distribuição de Cl:– Clε(y) = a(αr-α0-2εgy/b);

• Determinar αr para:– 2/S Clε(y)c(y)dy = 0.∫

2/

0

b


• Distribuição de sustentação ao longo da envergadura:– Distribuição total:

• Distribuição de Cl:– Cl(y) = Clα(y)+Clε(y);

• Distribuição de sustentação:– K(y) = Cl(y)c(y)/(cgCL);

– Distribuição de carga:• wL(y) = 0,5ρV2Cl(y)c(y);• Substituindo para Cl(y)c(y) e sabendo que CL = L/(0,5ρV2S) tem-se:

– wL(y) = K(y)L/b [N/m].


• Distribuição de resistência ao longo da envergadura:– Sabendo a sustentação da superfície sustentadora pode de terminar-

se a resistência aerodinâmica usando a polar;– A resistência é maior na ponta devido ao ângulo de ataque

induzido.


• Distribuição de sutentação ao longo da corda:


• Distribuição de sutentação devido à deflexão da superfície de controlo:– O incremento do momento de arfagem devido à deflexão do

controlo pode ser considerado com δ em graus:• ∆Cmc/4 = -0,01δ.


• Distribuição de sutentação devido à deflexão da superfície de controlo:– Para cargas de balanceamento:

Cargas de inércia

• As cargas de inércia existem porque a aeronave está sujeita a acelerações:

Força de corte e momento flector (1)

Força de corte e momento flector (2)

• -w = dS/dy = d2M/dy2;• S = - wdy = -Σ wi∆yi;• M = Sdy = Σ Si∆yi.

∫∫

Cargas do motor

• As cargas aplicadas no motor são transmitidas ao berço/estrutura de fixação:– Tracção;– Resistência (efeito de moinho de vento);– Inércia;– Torque;– Efeitos giroscópicos;

• Nos motores a jacto as altas pressões nas tubeiras de admissão e de escape têm que ser consideradas.

Forma da estrutura (1)

Forma da estrutura (2)

Tipos de estrutura (1)

Materiais compósitos (1)

Materiais compósitos (2)

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